JP4546658B2 - タンクから内燃機関へ燃料を供給するための供給配管内の弁装置 - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、入口通路および出口通路を有する弁ハウジングと、および出口通路を入口通路からシールするための可動な弁頭を有する弁とから構成され、この場合、供給ポンプが供給配管に付属され、および供給ポンプからの供給圧力が欠けたときに弁頭が閉位置にある、タンクから内燃機関へ燃料を供給するための供給配管内の弁装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
車両の駆動装置に液体燃料を供給するための車両のタンク装置は、少なくとも燃料を充填可能なタンクから構成されている。車両は、モータ・ビークル（例えば自動車）、船舶または航空機（例えば飛行機、ヘリコプタ）であってもよい。
駆動装置は内燃機関により形成されている。したがって、内燃機関は、内燃機関であってもまたは推進装置であってもよい。両方とも液体燃料（ガソリン、灯油）が供給されることにおいて共通している。燃料はタンクから供給配管内の供給ポンプにより駆動装置に供給される。供給ポンプと内燃機関との間で供給配管内に弁装置が設けられている。弁装置は、内燃機関が停止したときに供給配管を閉じて、供給配管内の燃料レベルの急速な低下を遅延ないしは回避させるものである。この弁装置は既知のように逆止弁として形成されている。
【０００３】
運転過程ののちに駆動装置が停止したとき、高温気候地域において、タンク装置内の燃料が膨張することがある。タンクを内燃機関と結合する供給配管内の燃料の膨張は問題となる。供給配管は一般に燃料ポンプと共にタンク内に存在し、且つ内燃機関の噴射装置組立体と結合されている。内燃機関が停止したのちに、供給配管内の燃料レベルは全長にわたり保持されている。高い外気温により燃料がさらに加熱され、したがって供給配管およびそれと結合されている組立体に異常に高い圧力負荷を与えることになる。これにより、内燃機関のすぐ近くにおいて、供給配管の上昇圧力により発生される燃料漏れの危険が存在する。燃料漏れは特に供給配管の継手位置の付近に存在する。供給配管の燃料漏れがあるときには火災の危険が発生する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
液体燃料を燃焼する内燃機関に対して供給配管における漏れ危険を回避することが本発明の課題である。この場合、この課題は、課題を解決するために追加空間の必要性を回避することもまた含む。
【０００５】
【課題を解決するための手段】
この課題は、出口通路の側に供給圧力より高い圧力が存在するとき、弁内にほぼ同軸に配置されている他の弁が供給方向とは逆方向に開位置にあることにより解決される。
【０００６】
弁に対して、軸方向に弁頭および弁棒を貫通して貫通内孔が設けられ、貫通内孔がガイドを構成し且つ出口通路方向の終端部に弁座を形成している。このガイド内で弁棒を有する他の弁が移動可能である。他の弁の弁棒と貫通内孔の内壁との間に隙間が保持され、隙間は貫通内孔の全長にわたり伸長している。弁棒内で案内されるこの他の弁棒は一端が弁円錐部に形成され、弁円錐部は弁座においてシールを形成するようにコイルばねにより位置決め可能である。弁円錐部は供給方向とは逆方向に開放可能である。これは構造的に簡単且つコスト的に有利な実施態様に対応する。
【０００７】
弁棒がコイルばねの力に抗してガイド内で可動であるように設計されている。
【０００９】
コイルばねが、他の弁を閉位置と開位置との間で切り換えるための設定可能な限界値を有していることが提案される。例えばコイルばねの所定のばね力に対する限界値を超えたとき、閉位置から開位置への切換が行われる。ばね力に対する限界値は供給圧力より大きい供給配管内の所定の圧力に等しい。
【００１０】
本発明の利点は、逆止弁の弁頭内に本来の供給方向とは逆方向に作用する弁の弁円錐部を設けることを可能にすることである。これにより、追加の装着空間を必要としないことが有利である。２つの弁が共通ハウジング内で同軸に１つの弁装置に統合されている。
【００１１】
本発明による弁装置は、内燃機関が運転しているときには逆止弁として働き、他方で停止しているときには独自に過圧弁として働くことを可能にする。本発明による弁は、既存の燃料装置内に、それほどの装着労力なしに、したがってコスト的に有利に組込み可能である。
本発明の一実施態様が図面に示され、以下にこれを詳細に説明する。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明による弁装置を航空機即ちヘリコプタの燃料装置の例で説明する。本発明による弁装置の使用は航空機に限定されず、液体燃料で運転される例えば乗用車のような自動車または船舶に対しても適している。
【００１３】
図１は、ヘリコプタのタンク装置、燃料供給手段および推進装置を略縦断面図で示す。
ヘリコプタ・セルのボトム・シェル１内に、メイン・タンク３およびサービス・タンク２が相前後して配置されている。メイン・タンク３はコックピットＡの方向に存在し、サービス・タンク２はヘリコプタ・セルの後部Ｂの方向に存在している。両方のタンクに対する注入キャップ６はメイン・タンク３内に存在する。両方のタンクはオーバーフロー配管４により結合されている。オーバーフロー配管４は飛行角度による燃料レベルの変化に基づいて燃料を均衡させるように働く。
【００１４】
結合配管を有する燃料ポンプ５は同様にメイン・タンク３をサービス・タンク２と結合する。これにより、メイン・タンク３が最初に空になっても、サービス・タンク２は常に充満されたままであることが保証される。
メイン・タンク３およびサービス・タンク２は自己シール形通気弁７、８を有している。両方の通気弁７、８に通気管９が接続され、通気管９は機外において終端している。
【００１５】
サービス・タンク２内に供給ポンプ１０が設けられ、供給ポンプ１０は供給配管１１の一部と流動結合をなしている。供給配管内に本発明による弁装置１２が組み込まれている。弁装置１２の出口通路から、さらに推進装置１４の噴射装置１３まで外部部分の供給配管１１１が連絡している。ヘリコプタが着地面１５上に停止しているとき、ヘリコプタの底面Ｌは着地面１５に対して常に約３°の角度αをなしている。これが燃料レベル１６により示されている。
【００１６】
推進装置１４を運転するとき、供給手段即ち供給ポンプ１０は供給配管１１により燃料を弁装置１２に供給する。この場合、供給ポンプ１０は供給圧力を形成する。供給圧力が存在したとき、弁装置１２は流れ方向に開き且つ燃料を供給配管１１１を介して推進装置１４の噴射装置１３に供給可能である。供給ポンプ１０は供給配管１１内に配置されていてもよい。
【００１７】
図２は本発明による弁装置１２の構造および機能の詳細を示す。推進装置１４を運転するとき、供給ポンプ１０の高圧側出口は、燃料１６０を比較的低い圧力（供給圧力）で供給配管１１を介して弁装置１２の弁５０に供給する。従来のヘリコプタ・タイプの供給圧力は既知である。供給ポンプ１０の供給圧力により、弁５０は抵抗手段５０１の抵抗に抗して開く。抵抗手段５０１は例えばコイルばねであってもよい。推進装置１４は一般にタンク装置の上側に配置されているので、抵抗手段５０１が構造部品として存在しないときにおいても、弁５０の機能は可能である。これは図２に示されていない代替態様に対応する。このような場合、停止したとき、弁装置１２と噴射装置１３との間にその重量を有する燃料柱が抵抗手段の機能を受け持ち、（燃料柱の）この重力は内燃機関をスタートするときに克服されなければならない。
【００１８】
弁５０のこの開放状態において、燃料１６０は、開いている弁５０を介して位置Ｕから位置Ｖの方向に流れる。
ポンプ１０が運転したとき、シール５１０を有する弁頭５１は弁装置１２の内部ハウジング壁５１１から持ち上がり、および弁頭５１と結合されている弁棒５２をガイド５２０内で弁５０の縦軸ＬＡの方向に移動させる。燃料は入口通路５３の位置Ｕから通路５５を有する室５４を介して出口通路５６内へ位置Ｖの方向に流れる。
【００１９】
推進装置１４が停止を開始したとき、供給ポンプ１０は制御（図示されていない）により同様に停止され、即ち比較的低い供給圧力が低下する。弁５０は流れ方向Ｕ−Ｖを閉じる。弁頭５１はシール５１０により内部ハウジング壁５１１に気密をなして当接する。これにより、弁装置１２の上側即ち供給配管１１１の位置Ｖの側の供給配管１１１内の圧力は一定に保持される。弁５０内に他の弁６０が組み込まれ、即ち弁棒５２を有する弁頭５１内に逆方向に遮断ないし開放する弁６０が組み込まれている。このために、縦方向（軸方向）に弁棒５２内に貫通内孔５７が形成され、貫通内孔５７は弁頭５１内で段階的に拡大し且つ入口通路５３内に終端している。入口通路５３および出口通路５６を結合しているこの貫通内孔５７内に弁６０が配置されている。内壁が貫通内孔５７の終端領域において円錐状に形成されていることに注意すべきである。貫通内孔のこの終端領域は出口通路５６内に終端している。
【００２０】
弁６０は、一方の端部に弁円錐部６１を形成している弁棒６２により形成されている。
閉止状態において、この弁円錐部６１は抵抗手段６０１により貫通内孔５７の終端領域内の円錐状内壁に当接してシールを形成する。弁円錐部６１は貫通内孔５７の終端領域において抵抗手段６０１の力に抗して開く。
（供給圧力により）燃料が弁５０を通過して位置Ｕから位置Ｖの方向へ流れるとき、弁６０は閉じている。
【００２１】
推進装置１４が停止したとき、したがってポンプ１０が停止したとき、弁５０は閉じたままである。弁５０のこの閉止状態において、きわめて高い周囲温度により燃料が加熱された結果、供給配管１１１のセクション内に供給圧力より高い圧力レベルが形成されることがある。弁装置１２と噴射装置１３との間の供給配管１１１内の圧力は上昇し且つ弁６０に対する所定の設定限界値に到達したとする。限界値を超えたとき、燃料は抵抗手段６０１の抵抗に抗して弁６０を開位置に押し開き、これにより燃料は、出口通路５６の側から、弁棒６２と貫通内孔５７の内壁との間の隙間を介して入口通路５３内に逃げることができる。隙間は貫通内孔５７の全長にわたり弁円錐部６１の下側まで形成されている。弁円錐部６１がシールされたとき、隙間もまたシールされる。供給圧力より高い圧力が弁６０上に形成されることにより弁６０が開き、これにより供給配管１１１のセクション内の上昇された圧力を低下させることができる。出口通路５６の側で圧力限界値を下回った場合、弁６０は閉位置に戻され、即ち弁円錐部６１は内孔５７の終端領域内に円錐状に形成された内壁に当接して弁座５７０をシールする。したがって、出口通路５６は入口通路５３から分離されている。設定限界値は、例えば抵抗手段６０１の剛性を設定することにより調節可能である。抵抗手段は例えば所定のばね剛性を有するコイルばねであってもよい。しかしながら、電動式に作用する他の抵抗手段が使用されてもよい。限界値は計算または実験により決定され且つ抵抗手段により設定される。
【００２２】
弁装置１２とポンプ１０との間の同様に上昇された圧力レベルは、既知のように燃料をタンク内に逃がして戻すことにより均衡可能である。
【００２３】
【発明の効果】
本発明方法によれば、不当に上昇された圧力がかかることがある配管および組立体（ポンプ、噴射装置）の損傷を防止することができる。したがって、供給配管の範囲内の過圧による漏れの危険が低減されることは明らかである。
【００２４】
また、逆止弁の弁頭内に逆方向に作用する逆止弁の弁円錐部が設けられていることにより、追加の装着空間を必要としないという利点がある。燃料装置のための追加の装着空間を必要としないことは、２つの弁が共通ハウジング内で同軸にただ１つの弁に統合されることにより達成される重要な利点である。上記の両方の機能を有する本発明によるこの弁装置１２は、一方で例えば飛行運転においては逆止弁として働き、他方で停止しているときには独自に過圧弁として働くので、逆止過圧弁と呼ばれる。この方法はさらに、逆止過圧弁１２が、既存の燃料装置内に、それほどの技術的装着労力なしに、したがってコスト的に有利に組込み可能であるという利点を提供する。
【図面の簡単な説明】
【図１】燃料供給手段および内燃機関を有するヘリコプタのタンク装置の略縦断面図である。
【図２】本発明による弁装置の構造図である。
【符号の説明】
２、３ タンク
１０ 供給ポンプ
１１、１１１ 供給配管
１２ 弁装置
１４ 推進装置
１６０ 燃料
５０、６０ 弁
５１ 弁頭
５２、６２ 弁棒
５３ 入口通路
５６ 出口通路
５７ 貫通内孔
６１ 弁円錐部
５０１、６０１ 抵抗手段
５１０ シール
５７０ 弁座

Claims (4)

1. 入口通路および出口通路を有する弁ハウジングと、出口通路を入口通路からシールするための第１の弁棒（５２）によって誘導されるポペット弁（５０）とから構成され、ポペット弁（５０）内にほぼ同軸に第２の弁（６０）が配置され、第２の弁（６０）が、出口通路（５６）の側の圧力が入口通路（５３）の側よりも高いときに、供給方向に対して安全弁として作用するタンクから内燃機関へ燃料を供給するための供給配管内の弁装置において、
   前記第２の弁（６０）が円筒形の第２の弁棒（６２）から構成され、第１の弁棒（５２）の軸方向の貫通内孔（５７）内で隙間を保持しつつ案内され、該隙間にコイルばね（６０１）が開閉ばねとして配置され、第２の弁（６０）の円錐形端部が、貫通内孔（５７）の出口領域における円錐形の弁座（５７０）と共にシールを形成するように位置決め可能であることを特徴とするタンクから内燃機関へ燃料を供給するための供給配管内の弁装置。
2. 第２の弁（６０）の円錐形端部が、供給方向とは逆方向にコイルばね（６０１）の力に抗して弁座（５７０）を開放可能であることを特徴とする請求項１記載の弁装置。
3. 第２の弁棒（６２）がコイルばね（６０１）の力に抗してガイド内で可動であることを特徴とする請求項１または２記載の弁装置。
4. コイルばね（６０１）により、第２の弁（６０）を閉位置と開位置との間で切り換えるための限界値を設定可能であることを特徴とする請求項１ないし３のいずれか１項に記載の弁装置。

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